(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
エンジン中心線軸の周りに画成されたコアナセルと、
ファンバイパス空気流用のファンバイパス流路を画成するようにコアナセルの周りに少なくとも部分的に取り付けられたファンナセルと、
エンジン作動中にファンノズル出口領域を変化させるように移動可能なファン可変領域ノズルであって、エンジン作動中にファンバイパス空気流の圧力比を調整するように構成されたファン可変領域ノズルと、
コアナセルおよびファンナセルを支持するエンジンパイロンと、
ファンナセルの軸方向後方でエンジンパイロン内に取り付けられた補機ギアボックスと、
補機ギアボックスからエンジンパイロンを通って延在するタワーシャフトであって、コアナセル内に支持されるエンジンの高スプールによって駆動されるタワーシャフトと、
を備えることを特徴とする、ガスタービンエンジン用のエンジンパイロンアッセンブリ。
【請求項２】
補機ギアボックスは、コアナセル内のエンジンによって生成される排気ガスの軸方向前方に取り付けられることを特徴とする請求項１記載のアッセンブリ。
【請求項３】
ファンナセル内のファンを駆動するようにコアナセル内のコアエンジンによって駆動されるギアトレインであって、約２．３と同じギア減速比を画成するギアトレインをさらに備えることを特徴とする請求項１記載のアッセンブリ。
【請求項４】
ファンナセル内のファンを駆動するようにコアナセル内のコアエンジンによって駆動されるギアトレインであって、約２．５と同じギア減速比を画成するギアトレインをさらに備えることを特徴とする請求項１記載のアッセンブリ。
【請求項５】
ファンナセル内のファンを駆動するようにコアナセル内のコアエンジンによって駆動されるギアトレインであって、２．５のギア減速比を画成するギアトレインをさらに備えることを特徴とする請求項１記載のアッセンブリ。
【請求項６】
コアエンジンは、約５より大きい圧力比を画成する低圧タービンを備えることを特徴とする請求項１記載のアッセンブリ。
【請求項７】
コアエンジンは、５より大きい圧力比を画成する低圧タービンを備えることを特徴とする請求項１記載のアッセンブリ。
【請求項８】
バイパス流は、約６と１０の間のバイパス比を画成することを特徴とする請求項１記載のアッセンブリ。
【請求項９】
バイパス流は、約１０と約１１の間のバイパス比を画成することを特徴とする請求項１記載のアッセンブリ。
【請求項１０】
バイパス流は、１０より大きいバイパス比を画成することを特徴とする請求項１記載のアッセンブリ。
【請求項１１】
補機ギアボックスは、ギアトレインを備えることを特徴とする請求項１記載のアッセンブリ。
【請求項１２】
補機ギアボックスは、翼に隣接して取り付けられることを特徴とする請求項１記載のアッセンブリ。
【請求項１３】
補機ギアボックスは、翼の下に取り付けられることを特徴とする請求項１記載のアッセンブリ。
【請求項１４】
エンジン中心線軸の周りに画成されたコアナセルと、
ファンバイパス空気流用のファンバイパス流路を画成するようにコアナセルの周りに少なくとも部分的に取り付けられたファンナセルと、
エンジン作動中にファンノズル出口領域を変化させるように移動可能なファン可変領域ノズルであって、エンジン作動中にファンバイパス空気流の圧力比を調整するように構成されたファン可変領域ノズルと、
コアナセルおよびファンナセルを支持するエンジンパイロンと、
コアナセル内のエンジンの高圧スプールによって駆動されるタワーシャフトと、
ファンナセルの軸方向後方でエンジンパイロン内に少なくとも部分的に取り付けられた補機ギアボックスであって、タワーシャフトによって駆動される補機ギアボックスと、
を備えることを特徴とするガスタービンエンジンシステム。
【請求項１５】
補機ギアボックスは、複数の補機構成要素に動力を供給することを特徴とする請求項１４記載のガスタービンエンジン。
【請求項１６】
補機ギアボックスは、翼に隣接して取り付けられることを特徴とする請求項１５記載のガスタービンエンジン。
【請求項１７】
補機ギアボックスは、翼の下に取り付けられることを特徴とする請求項１５記載のガスタービンエンジン。
【請求項１８】
補機ギアボックスは、エンジンによって生成される排気ガスの軸方向前方に取り付けられることを特徴とする請求項１４記載のガスタービンエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジンパイロン構成に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンによって動力が供給される航空機は通常、燃料ポンプ、排油ポンプ、発電機、油圧ポンプ、その他などの補機システムを駆動するための機械的に駆動される補機ギアボックスを備える。補機ギアボックスの動力要求量は、航空機内の電気システムの数が増加するにつれて増加し続けている。
【０００３】
従来のガスタービンエンジン補機ギアボックスは、ディフューザケースの軸方向近くでエンジンの下に取り付け可能な独立したギアボックスケースを用いる。補機ギアボックスは、添え軸を介して補機ギアボックスの軸方向前方のアングルギアボックス（ａｎｇｌｅ  ｇｅａｒｂｏｘ）によって駆動される。アングルギアボックスは、高圧スプールによって駆動されるタワーシャフト（ｔｏｗｅｒｓｈａｆｔ）によって駆動される。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
有効ではあるが、この従来の構成の不利益の１つは、動力をタワーシャフトから独立した補機ギアボックスへと伝達させるのに必要とされる複数シャフト・ギアボックス構成およびエンジンコアナセル内の比較的大きな空間量の利用である。これらの設計条件に対応するために、ナセル設計は、巡航条件で最適とは言えない性能を提供することがある。
【０００５】
従って、従来のエンジンより大きな発電機に動力を供給し、しかもナセル組み込みを容易にする、ガスタービンエンジン用の補機ギアボックスを提供することが望ましい。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本開示の実施例の態様によるガスタービンエンジン用のエンジンパイロンアッセンブリは、エンジン中心線軸の周りに画成されたコアナセルと、ファンバイパス空気流用のファンバイパス流路を画成するようにコアナセルの周りに少なくとも部分的に取り付けられたファンナセルと、コアナセルおよびファンナセルを支持するエンジンパイロンと、ファンナセルの軸方向後方でエンジンパイロン内に取り付けられた補機ギアボックスと、を備える。
【０００７】
上述したアッセンブリの実施例のうちのいずれかのさらなる非限定的な実施例において、補機ギアボックスは、コアナセル内のエンジンによって生成される排気ガスの軸方向前方に取り付け可能である。
【０００８】
上述したアッセンブリの実施例のうちのいずれかのさらなる非限定的な実施例において、アッセンブリは、エンジン作動中にファンノズル出口領域を変化させるように移動可能なファン可変領域ノズルを備えることができる。
【０００９】
上述したアッセンブリの実施例のうちのいずれかのさらなる非限定的な実施例において、ファン可変領域ノズルは、エンジン作動中にファンバイパス空気流の圧力比を調整するように構成され得る。
【００１０】
上述したアッセンブリの実施例のうちのいずれかのさらなる非限定的な実施例において、アッセンブリは、ファンナセル内のファンを駆動するようにコアナセル内のコアエンジンによって駆動されるギアトレインであって、約２．３と同じかそれより大きいギア減速比を画成するギアトレインを備えることができる。付加的にまたは代替として、アッセンブリは、ファンナセル内のファンを駆動するようにコアナセル内のコアエンジンによって駆動されるギアトレインであって、約２．５と同じかそれより大きいギア減速比を画成するギアトレインを備えることができる。付加的にまたは代替として、アッセンブリは、ファンナセル内のファンを駆動するようにコアナセル内のコアエンジンによって駆動されるギアトレインであって、２．５と同じかそれより大きいギア減速比を画成するギアトレインを備えることができる。
【００１１】
上述したアッセンブリの実施例のうちのいずれかのさらなる非限定的な実施例において、コアエンジンは、約５より大きい圧力比を画成する低圧タービンを備えることができる。付加的にまたは代替として、コアエンジンは、５より大きい圧力比を画成する低圧タービンを備えることができる。
【００１２】
上述したアッセンブリの実施例のうちのいずれかのさらなる非限定的な実施例において、バイパス流は、約６より大きいバイパス比を画成することができる。付加的にまたは代替として、バイパス流は、約１０より大きいバイパス比を画成することができる。付加的にまたは代替として、バイパス流は、１０より大きいバイパス比を画成することができる。
【００１３】
上述したアッセンブリの実施例のうちのいずれかのさらなる非限定的な実施例において、補機ギアボックスは、ギアトレインを備えることができる。
【００１４】
上述したアッセンブリの実施例のうちのいずれかのさらなる非限定的な実施例において、アッセンブリは、補機ギアボックスからエンジンパイロンを通って延在する少なくとも１つのタワーシャフトを備えることができる。
【００１５】
上述したアッセンブリの実施例のうちのいずれかのさらなる非限定的な実施例において、補機ギアボックスは、翼に隣接して取り付け可能である。付加的にまたは代替として、補機ギアボックスは、翼の下に取り付け可能である。
【００１６】
本開示の実施例の態様によるガスタービンエンジンは、エンジン中心線軸の周りに画成されたコアナセルと、ファンバイパス空気流用のファンバイパス流路を画成するようにコアナセルの周りに少なくとも部分的に取り付けられたファンナセルと、コアナセルおよびファンナセルを支持するエンジンパイロンと、コアナセル内のエンジンのスプールによって駆動されるタワーシャフトと、ファンナセルの軸方向後方でエンジンパイロン内に少なくとも部分的に取り付けられた補機ギアボックスであって、タワーシャフトによって駆動される補機ギアボックスと、を備える。
【００１７】
上述したガスタービンエンジンの実施例のうちのいずれかのさらなる非限定的な実施例において、補機ギアボックスは、複数の補機構成要素に動力を供給することができる。
【００１８】
上述したガスタービンエンジンの実施例のうちのいずれかのさらなる非限定的な実施例において、補機ギアボックスは、翼に隣接して取り付け可能である。付加的にまたは代替として、補機ギアボックスは、翼の下に取り付け可能である。
【００１９】
上述したガスタービンエンジンの実施例のうちのいずれかのさらなる非限定的な実施例において、ファン可変領域ノズルは、エンジン作動中にファンノズル出口領域を変化させるように移動可能とすることができる。
【００２０】
上述したガスタービンエンジンの実施例のうちのいずれかのさらなる非限定的な実施例において、ファン可変領域ノズルは、エンジン作動中にファンバイパス空気流の圧力比を調整するように構成され得る。
【００２１】
上述したガスタービンエンジンの実施例のうちのいずれかのさらなる非限定的な実施例において、スプールは、低圧スプールとすることができる。付加的にまたは代替として、スプールは、高圧スプールとすることができる。
【００２２】
上述したガスタービンエンジンの実施例のうちのいずれかのさらなる非限定的な実施例において、補機ギアボックスは、エンジンによって生成される排気ガスの軸方向前方に取り付け可能である。
【００２３】
本発明のさまざまな特徴および利点は、現在開示される実施例の以下の詳細な説明から当業者には明らかとなるであろう。詳細な説明に付随する図面は、以下のように簡単に説明可能である。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
【図１】エンジン長手軸線に沿ったガスタービンエンジンを通る概略断面図である。
【図２】パイロンに配置された補機システムの概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００２５】
図１は、亜音速作動用に設計された航空機で一般的な、エンジンナセルアッセンブリＮ内でエンジンパイロンＰから懸架されたガスタービンエンジン１０の概略部分断片図を示す。エンジンパイロンＰまたは他の支持構造は一般に、航空機翼Ｗ（図２）に取り付けられるが、エンジンパイロンＰは代替として、航空機尾部、尾翼などの他の航空機構造から延在し得る。
【００２６】
ターボファンエンジン１０は、低スプール１４および高スプール２４を収容するコアナセル１２内にコアエンジンＣを備える。低スプール１４は、低圧圧縮機１６および低圧タービン１８を備える。低スプール１４は、ギアトレイン２２を介してファンセクション２０を駆動し得る。高スプール２４は、高圧圧縮機２６および高圧タービン２８を備える。燃焼器３０が、高圧圧縮機２６と高圧タービン２８の間に配置される。低、高スプール１４、２４は、エンジン回転軸Ａ周りに回転する。
【００２７】
開示された実施例のエンジン１０は、高バイパスギア構成航空機エンジンである。開示された１つの非限定的な実施例では、エンジン１０のバイパス比は、約６より大きく１０までであり、ギアトレイン２２は、約２．３より大きいギア減速比を有する、遊星ギアシステムまたは他のギアシステムなどのエピサイクリックギアトレインであり、低圧タービン１８は、約５より大きい圧力比を有する。開示された１つの実施例では、エンジン１０のバイパス比は、１０（すなわち１０：１）より大きく、ターボファン直径は、低圧圧縮機１６の直径よりかなり大きく、低圧タービン１８は、５：１より大きい圧力比を有する。ギアトレイン２２は、２．５：１より大きいギア減速比を有する、遊星ギアシステムまたは他のギアシステムなどのエピサイクリックギアトレインとし得る。しかしながら、上述のパラメータは、ギア構成エンジンの一実施例の単なる例示であること、そして本発明は、直接駆動ターボファンを含む他のガスタービンエンジンにも適用可能であることを理解されたい。
【００２８】
空気流は、コアナセル１２を少なくとも部分的に囲むファンナセル３４に流入する。ファンセクション２０は、低圧圧縮機１６および高圧圧縮機２６を駆動するように空気流をコアナセル１２内へ通流させる。低圧圧縮機１６および高圧圧縮機２６によって圧縮されたコア空気流は、燃焼器３０内で燃料と混合され、高圧タービン２８および低圧タービン１８に亘って膨張する。タービン２８、１８はそれぞれ、膨張に応じて、圧縮機２６、１６を回転駆動するように、そして任意のギアトレイン２２を介してファンセクション２０を回転駆動するように、スプール２４、１４に接続される。コアエンジン排気Ｅは、コアナセル１２とテールコーン３２の間に画成されたコアノズル４２を介してコアナセル１２から排出される。
【００２９】
コアナセル１２は、通常総称的にファン出口ガイドベーン（Ｆａｎ  Ｅｘｉｔ  Ｇｕｉｄｅ  Ｖａｎｅ）（ＦＥＧＶ）、上部分岐点、下部分岐点、その他などと呼ばれる構造３６によってファンナセル３４内で少なくとも部分的に支持される。バイパス流路４０が、コアナセル１２とファンナセル３４の間に画成される。エンジン１０は、ファンナセル３４に流入する空気流の約８０％がバイパス流Ｂとなるバイパス比を有する高バイパス流構成を形成する。バイパス流Ｂは、略環状バイパス流路４０を通って通流する。
【００３０】
エンジン１０は、ファンナセル３４に流入する空気流の約８０％がバイパス流Ｂとなるバイパス比を有する高バイパス流構成を形成する。バイパス流Ｂは、略環状ファンバイパス流路４０を通って通流し、ファン可変領域ノズル（ｆａｎ  ｖａｒｉａｂｌｅ  ａｒｅａ  ｎｏｚｚｌｅ）（ＶＡＦＮ）４２を介してエンジン１０から排出され、ＶＡＦＮ４２は、ファンセクション２０の下流でファンナセル３４のファンナセルエンドセグメント３４Ｓにおいてファンナセル３４とコアナセル１２の間にファンノズル出口領域４４を画成する。
【００３１】
推力は、密度、速度、および面積の関数である。これらのパラメータの１つまたは複数が、バイパス流Ｂによって提供される推力の大きさおよび方向を変化させるように操作可能である。ＶＡＦＮ４２は、制御装置Ｍに応答してバイパス流Ｂの圧力比を選択的に調整するようファンノズル出口領域４４の面積を効果的に変化させるように作動する。低圧力比ターボファンは、その高推進効率のため望ましい。しかしながら、低圧力比ファンは、低出力および低飛行速度でファン安定性／フラッタ（ｆｌｕｔｔｅｒ）の問題を本質的に受けやすい可能性がある。ＶＡＦＮによって、エンジンは、低出力でより望ましいファン作動ラインへと変更され、不安定領域を回避し、さらに、巡航中に高効率ファン作動ラインを取得するのに必要な比較的小さなノズル面積を形成することができる。
【００３２】
推力の大部分は、高バイパス比によりバイパス流Ｂによって提供される。エンジン１０のファンセクション２０は、特定の飛行条件、典型的には約０．８Ｍ、および約３５，０００フィートでの巡航、について好ましくは設計される。ファンセクション２０内のファンブレードが、効率的な巡航条件ついて特定の固定スタガー（ｓｔａｇｇｅｒ）角度で効率的に設計されるので、ファンブレードへの当たりまたは入射角度が、着陸および離陸などの他の飛行条件での効率的なエンジン作動についての設計入射の近くに維持され、それによって、性能、および騒音レベルなどの他の作動パラメータに関する飛行条件の範囲に亘って最適なエンジン作動を提供するように、ＶＡＦＮ４２は、ファンバイパス空気流を調整するためにファンノズル出口領域４４を効果的に変化させるよう作動される。
【００３３】
エンジンパイロンＰ内に取り付けられた補機ギアボックス６０は、コアエンジンＣから動力を取る少なくとも１つのタワーシャフト構成６４によって駆動されるギアトレイン６２を備える。タワーシャフト構成６４は、コアナセル１２およびファンナセル３４の一方または両方を通してエンジンパイロンＰ内へと延在する。タワーシャフト構成６４は、低スプール１４または高スプール２４の一方と噛み合い係合する単一のタワーシャフトを備えることができる。代替として、タワーシャフト構成６４は、２つのタワーシャフトであって各タワーシャフトがそれぞれ低スプール１４および高スプール２４と噛み合い係合する２つのタワーシャフトを備えることができる。
【００３４】
補機ギアボックス６０は、少なくとも１つの補機構成要素６６の直接駆動を容易にするように、従って、より最適なコアナセル１２を提供するように、ギアトレイン６２を支持する。ギアトレイン６２は、適切な速度で各補助エンジン構成要素を駆動する。ギアトレイン６２は、ポンプ、発電機、およびさまざまな他のシステムに動力を供給する。補機構成要素６６は、エンジンパイロンＰ内に取り付け可能であり、スタータ／ジェネレータ（ｓｔａｒｔｅｒ／ｇｅｎｅｒａｔｏｒ）ＳＧ、脱油器（ｄｅｏｉｌｅｒ）Ｄ、油圧ポンプ（ｈｙｄｒａｕｌｉｃ  ｐｕｍｐ）ＨＰ、オイルポンプ（ｏｉｌ  ｐｕｍｐ）ＯＰ、燃料ポンプ（ｆｕｅｌ  ｐｕｍｐ）ＦＰ、発電機（ｇｅｎｅｒａｔｏｒ）Ｇ、および同様のものなど（図２）を備えており、それによって、コアナセル１２内の重量および空間を節約する。パイロン内の補機構成要素６６の位置はまた、比較的低い温度環境を提供し、それによって、ギアトレイン６２および補機構成要素の寿命を延ばす。
【００３５】
本願発明と共に任意の数および種類の補機構成要素６６が使用可能であることを理解されたい。さらに、補機構成要素は代替としてまたは付加的に、翼Ｗ、コアナセル、胴体、その他などの中の他の領域に配置可能である。コアナセル１２の最適化によって、全体の推進システム効率が増大し、それによって例えば、延長された長さのタワーシャフトの付加的重量が補償される。この構成はまた、エンジンケース構造の下のコアナセル内の付加的な空間を他の外部装置または補機構成要素のために使える状態にする。
【００３６】
「前方」、「後方」、「上部」、「下部」、「上」、「下」および同様のものなどの相対的な位置の用語は、乗り物の通常の作動姿勢に関連するものであり、それ以外に限定するように考慮すべきでないことを理解されたい。
【００３７】
上述の説明は、限定として規定されるのではなく例示である。上述した教示を考慮して本発明の多くの修正および変形が可能である。本発明の開示の実施例が開示されたとはいえ、当業者ならば、特定の修正が本発明の範囲内に含まれるであろうことを理解するであろう。従って、添付の特許請求の範囲内で本発明が、具体的に説明した以外でも実施され得ることを理解されたい。それゆえ、本発明の真の範囲および内容を決定するためには以下の特許請求の範囲を検討する必要がある。
【符号の説明】
【００３８】
１０…ガスタービンエンジン
１２…コアナセル
１４…低スプール
１６…低圧圧縮機
１８…低圧タービン
２０…ファンセクション
２２…ギアトレイン
２４…高スプール
２６…高圧圧縮機
２８…高圧タービン
３０…燃焼器
３４…ファンナセル
３４Ｓ…ファンナセルエンドセグメント
３６…構造
４２…ファン可変領域ノズル
４４…ファンノズル出口領域
６０…補機ギアボックス
６２…ギアトレイン
６４…タワーシャフト構成
６６…補機構成要素
Ａ…エンジン回転軸
Ｂ…バイパス流
Ｃ…コアエンジン
Ｅ…コアエンジン排気
Ｍ…制御装置
Ｎ…エンジンナセルアッセンブリ
Ｐ…エンジンパイロン
Ｗ…航空機翼
【図１】
0005816202.tif 000002
【図２】
0005816202.tif 000003